• 한국산학기술학회논문지
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• 제17권11호
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• pp.363-367
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• 2016

본 연구는 마하수 2.5의 초음속 영역에서 마하수 1.0의 슬롯 분사가 있는 후향계단 형상에 대한 유동장 특성을 분석하기 위하여 초음속풍동 시험부를 설계, 제작하였다. 비행체가 고속으로 움직일 때 공동 주위의 유동은 매우 복잡하여 수치해석 결과를 검증할 초음속풍동 시험 자료가 필요하기 때문에 기존의 2차원 대칭형 노즐을 아랫면이 평판인 비대칭형 노즐로 수정하였다. 특성곡선해법을 이용한 비점성 노즐을 설계하고, 시험을 통해 얻은 경계층 두께를 노즐에 반영하여 보정한 기법을 C 언어로 프로그래밍하여 얻은 결과를 수치해석 결과와 비교하여 검증하였다. 슬롯 분사 시 지속적인 유동장 변화 분석을 위한 초음속 유지시간 확보를 위해 저장탱크의 압력 변화에 따른 PID 제어프로그램 수정으로 초음속 유동 유지시간을 약 5초에서 약 6초로 1초 정도 연장하여 제어 효율을 향상하였고, 슬롯 분사가 있는 후향계단에서의 유동장 변화를 슐리렌장치로 가시화하여 복잡한 유동장 특성을 확인하였다. 향후 슬롯 분사의 속도와 유량, 유동장의 온도를 변화하여 공동에서의 막냉각 효과 분석을 위한 장비로 사용할 계획이다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제40권4호
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• pp.330-335
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• 2016

본 논문에서는 설계된 100 W급 헬리컬 수직축 풍력발전기의 공기 역학적 출력 및 유동 특성에 관하여 연구하였다. 이를 위하여 100 W급 헬리컬 수직축 풍력발전기 로터를 설계하였고 풍동 시험과 동일한 환경을 적용한 3차원 전산유동해석을 수행하였다. 전산유동해석 결과를 통하여 공기 역학적 출력과 헬리컬 유동 특성을 확인하였다. 마지막으로 실제 크기의 수직축 풍력발전기에 대한 풍동 시험을 수행하여 전산유동해석에서 예측한 공기역학적 출력과 비교 검증하여 전산유동해석 기법의 타당성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권7호
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• pp.628-633
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• 2008

십자형 낙하산은 원형 낙하산에 비해 제작상의 이점과 비용상의 이점이 있지만, 비정상 상태의 조건에 대해 많은 제약을 가지고 있다. 본 연구는 십자형 낙하산의 단점을 개선하여 더 나은 형태의 낙하산을 개발하는데 목적을 두고 있으며, Reefing을 통해 이러한 단점들을 개선 할 수 있을 것이라 기대하고 있다. 공력 특성 중에 낙하산의 성능에 가장 크게 작용하는 항력, 안정성, 진동에 대해 풍동 시험을 진행 하였으며, Reefing 효과로 인해 변화되는 낙하산의 형태와 성능들에 대해 연구 할 수 있었다.공력 계수를 얻기 위한 풍동시험은 6분력 피라미달 밸런스와 전방 고정부에 설치된 로드셀에 의해 측정이 되었다. 4개의 십자형 낙하산을 제작하였고, 각각의 값들을 비교하였다. Reefing line ratio에 따라 공력계수들의 변화를 알 수 있었다. 또한 reefing 효과에 따라 separation edge가 발생되어 십자형 낙하산의 안전성 향상을 확인할 수 있었다. 본 연구를 통해 기존 십자형 낙하산의 단점인 안정성을 향상시켜 다양한 분야에서 새로운 십자형 낙하산이 사용될 것이라 기대된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권9호
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• pp.27-33
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• 2005

전산유동해석을 이용하여 발사체 공력특성을 예측함에 있어서 발사체 기저부 영역 모델링에 따라 그 결과가 어떻게 달라지는가에 대하여 알아보았다. 기저부 영역 모델링 특성을 보기 위해 발사체 주변을 네 개의 영역으로 구분하고 이를 네 가지로 서로 조합하여 받음각 $6^{\circ}$에 대해 마하수를 0.4부터 2.86까지 변화시켜 가며 공력 계수를 산출하였다. 먼저 발사체 기저부 영역이 계산결과에 미치는 영향을 살펴보았을 때, 아음속 및 천음속 영역 해석 시, 기저부 영역 모델링이 반드시 필요함을 확인했다. 다음으로 풍동시험에 사용한 스팅의 영향을 살펴보았을 때, 스팅 형상을 고려하여 계산/보정한 결과가 전반적으로 풍동시험에 가장 근접했다.

• 항공우주기술
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• 제9권1호
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• pp.78-83
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• 2010

본 연구에서는 높은 양력을 얻기 위하여 플랩 형상 최적 설계를 시도하였다. 플랩 형태는 플랩 중에서 가장 효율이 좋은 파울러 플랩(fowler flap)이다. 플랩 설계는 최적화 기법을 활용하여 진행하였고 최적화의 초기 형상은 general aviation airfoil과 Wentz 등이 개발한 플랩이다. 최적화 방법으로는 반응면 기법 (Response Surface Method)이 사용되었으며, Hicks-Henne 형상함수가 사용되었고, GA(W)-1 익형과 fowler flap이 조합된 형상의 유동장에 대하여 Navier-Stokes 해석을 수행하였다. 상용 최적화 프로그램인 Visual-Doc, 격자 생성 프로그램인 Gambit/Tgrid, 그리고 유동해석에는 Fluent를 이용하였다. 플랩의 윗면 형상과 gap에 대한 최적화를 수행하여 착륙조건에서의 양력이 증가하였다. 초기 형상과 최적화된 형상의 공력특성 변화를 관찰하기 위하여 항우연의 1m 풍동에서 시험을 수행하였다. 최적화된 형상은 대체로 예측치와 비슷한 경향을 보이나, 이른 실속이 관찰되었다. 또한, 날개와 플랩 간의 간격을 설계치보다 좁혀 줌으로써 양력특성이 향상됨을 알 수 있었는데, 이는 설계시 사용된 난류 모델의 영향이라 판단된다.

• 대한조선학회논문집
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• 제34권1호
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• pp.60-67
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• 1997

본 논문은 WIG 무인 조종 시험선, '한진1호'와 '한진2호'의 날개에 대한 3차 시험 결과를 수록하고 있다. 지난 95년 5월에 당 연구소에서는 '한진1호'를 설계 제작하여 시험비행에 성공하였으며, 아울러 지면효과에 따른 공기역학적 특성을 파악하기 위하여 풍동에서 여러가지 날개단면에 대한 양력 및 항력을 계측하였다. 이 실험결과에 의하면 지면에 가까워질수록 양력 및 양항비는 증가되지만, 그 특성들은 주로 날개 단면의 형상에 영향을 받고 있음을 알 수 있었다. 따라서 본 논문에서는 우선 '한진1호'에 사용된 NACA6409 익형과 러시아에서 WIG선용으로 개발한 DHMTU계열의 익형 2종을 선택하고, 풍동실험을 통하여 그들의 양력 및 항력 특성을 비교하였다. 특히 본 실험에서는 종방향 운동에 대한 안정성을 파악하기 위해서 피칭모멘트를 계측 비교하였다. 실험결과에 의하면 피칭모멘트의 절대값은 코오드 길이의 1/4 에서 NACA6409 보다 DHMTU 계열이 적게 계측되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권1호
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• pp.13-21
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• 2020

유도무기의 설계 및 제어에서 6자유도 공력계수의 신속한 추정을 위해 공력계수 데이터에 기반한 예측 모형이 주로 이용된다. 고정확도의 공력계수 예측 모형은 다수의 풍동시험 데이터로 생성할 수 있지만, 이는 많은 시간과 자원을 요구한다. 따라서 본 연구에서는 소수의 풍동시험 데이터를 다수의 전산유체역학 데이터와 혼합한 코크리깅 기법을 활용해 고정확도의 공력계수를 신속하고 효율적으로 예측하고자 한다. 풍동시험과 전산유체역학 데이터를 혼용한 예측 모형의 우수성을 보기 위해, 전산유체역학 데이터 보조의 유무에 따라 두 가지 공력계수 예측 모형을 생성한 후 수치적 검증과 예측 경향성 점검으로 두 모형의 예측 정확도를 비교하였다. 그 결과, 전산유체역학 데이터의 도움 덕분에 코크리깅 모형으로 크리깅 모형보다 더 정확한 공력계수 산출이 가능한 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.85-93
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• 2021

본 논문에서는 반경험적 해석도구를 이용하여 일반적인 형상의 꼬리날개 조종 유도무기의 공력 특성을 예측하고 그 결과를 보정하는 연구를 수행하였다. 반경험적 해석도구의 공력 특성 예측 결과를 풍동시험 결과와 비교하여 오차 원인을 확인하였으며, 반경험적 해석도구의 주요 오차 요인은 주날개-꼬리날개 간 간섭 성분임을 확인하였다. 반경험적 해석 결과를 풍동시험 결과와 전산해석 결과를 이용하여 보정하였으며, 보정된 데이터가 풍동시험 결과와 잘 일치함을 확인하였다. 본 연구를 통해 일반적인 꼬리날개 조종 유도무기의 공력 특성을 반경험적 해석도구를 이용하여 예측할 때 날개 간 간섭 성분 보정이 필요함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권2호
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• pp.159-166
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• 2018

본 연구에서는 소형민수헬기(Light Civil Helicopter, LCH)의 풍동시험에 필요한 축소 로터 블레이드에 대해 내부 구조설계와 동특성 및 하중해석을 수행하였다. 축소로터 풍동시험은 로터 시스템의 공력성능과 소음 특성을 평가하기 위해 수행되므로, 실제 크기의 로터시스템과 동일한 공력 특성을 모사할 수 있도록 축소 블레이드 설계 시 마하 스케일(Mach-scale) 기법을 적용하였다. 마하 스케일 블레이드는 실물 블레이드의 끝단속도(blade tip speed)와 동일한 값을 유지할 수 있도록 로터의 회전속도를 증가시켜야 하며, 블레이드 중량, 단면강성 및 고유진동수 등은 특정한 축소계수(${\lambda}$, scaling factor)를 통해 조정된다. 블레이드 내부의 주요 구성품인 스킨, 스파, 토션박스 등을 설계하기 위해 탄소섬유와 유리섬유 계열의 복합소재를 적용하였으며, 국내에서 수급이 가능한 프리프레그(prepreg) 형태의 복합소재를 적용하였다. 내부구조 설계가 완료된 블레이드에 대해 단면강성을 평가하기 위해 KSec2D 프로그램을 사용하였으며, 회전익 항공기의 통합해석 프로그램인 CAMRADII를 이용하여 축소 블레이드의 하중 분포와 동역학적 특성을 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권3호
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• pp.189-196
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• 2018

고고도 무인기용 프로펠러의 추력 및 토크를 측정하기 위한 시험장치를 고안하였으며, 직경 1 m급 2개의 모델에 대해 성능시험을 수행하였다. 기계적인 동력을 측정하기 위해 프로펠러 회전축에 토크센서를 설치하였으며, 작은 추력을 정밀하게 측정하기 위해 프로펠러 및 구동부 전체를 지지하는 가이드레일 시스템을 적용하였다. 반복성시험 분석 및 불확도 분석을 통해 프로펠러 성능시험에 영향을 미치는 인자들을 고찰하였다. 불확도 분석결과는 추력 로드셀의 정밀도와 시험부 풍속을 결정하는 측정인자의 정밀도가 유사한 정도로 프로펠러 성능시험에 영향을 주고 있음을 나타내고 있다. 특정 RPM 조건에서 풍속을 변경시켜가며 프로펠러의 성능을 측정한 후, 5개의 서로 다른 RPM 조건에 대한 측정결과를 프로펠러 성능계수로 나타내었다.